Турбина турбореактивного двухконтурного двигателя
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
?олжительность полета на взлетном режиме в среднем составляет 10 мин=0,167часа.
Исходные данные:
Количество двигателей: n=2;
Продолжительность полета: t=0,167ч;
Стоимость 1кг топлива (керосин марки Т1): Ц=1,5ден.ед./кг;
Стоимость проездного билета: Б=300 ден.ед.;
Удельная полезная нагрузка: Н=0,165 кг/Н;
Расход топлива на один двигатель:
.
- проектируемый двигатель;
- прототип.
Стоимость топлива, расходуемого за полет (проектируемый двигатель):
Аналогично вычисляем стоимость топлива, расходуемого за полет для прототипа:
Вычисляем разницу: ;
Сравним по параметру грузоподъемности:
,
где Р - тяга двигателя;
G - масса самолета с двигателем.
Так как G одинакова в двух двигателях и Рпроэкт > Рпрот на 13,2%, то и грузоподъемность самолета увеличелась в 13,2%, следовательно мы можем увеличеть массу. Например, поставить дополнительные баки.
ВЫВОДЫ
Путем улучшения параметров двигателя мы получили увеличение расхода топлива, однако вмести с этим мы получаем значительное увеличением тяги на 13,2%, а следовательно и увеличение грузоподъемности самолета. А это существенный фактор в наше время.
Спроектированный двигатель удовлетворяет экономическим требованиям, предъявляемым к силовым установкам военных и учебно-тренировочных самолетов.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Данная выпускная работа бакалавра состоит из следующих частей:
теоретическая часть;
конструкторская часть;
технологическая часть;
экономическая часть.
Прототипом проектируемого двигателя является двухконтурный турбореактивный двухвальный двигатель.
В теоретической части мы подвели итоги и привели необходимые расчеты и данные для того чтобы показать:
) Распределение основных параметров по проточной части двигателя.
Этот пункт включает в себя от газодинамического расчета всего двигателя в целом, согласование параметров компрессоров и турбин, а также газодинамического расчета турбины. Приведенные расчеты проводились с использованием ЭВМ. В результате расчетов были получены необходимые и достаточные параметры для построения картины распределения параметров
(Т К.,С м/c.,Р Па.,) по проточной части двигателя на листе формата А1.
) Профилирование рабочей лопатки первой ступени турбины.
В реальной практике процесс проектирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что создает предпосылки применения ЭВМ.
Результатом выполнения конструкторской части данной работы являются расчеты на статическую прочность рабочей лопатки и диска первой ступени турбины высокого давления, расчет на прочность замкового соединения елочного типа лопатки, определение динамической частоты первой формы изгибных колебаний лопатки и анализ диапазона рабочих частот вращения на наличие резонансных режимов.
По итогам конструкторской части проекта можно сделать соответствующие выводы и подвести итоги:
)В результате расчёта лопатки и диска РК первой ступени турбины на прочность получено распределение напряжений и коэффициентов запаса по длине пера лопатки.
Из расчета можно сделать вывод, что в самых тяжелых условиях работают корневые сечения лопатки, минимальный коэффициент запаса составил 1,308. Согласно нормам прочности минимальный коэффициент запаса для турбинных лопаток должен быть не менее 1,25.Следовательно, лопатки РК первой ступени турбины имеют малую вероятность разрушения от статических нагрузок.
В результате расчёта диска на прочность, минимальный коэффициент запаса по длительной прочности К=1,3. Минимальный запас согласно нормам прочности должен быть не менее 1,2. Рассчитываемый диск удовлетворяет нормам прочности.
2) На основании построенной частотной диаграммы, было выяснено, что все резонансные режимы работы лопатки лежат вне зоны рабочих режимов работы двигателя.
)Полученные в результате расчёта на прочность замка лопатки турбины напряжения меньше допускаемых. Следовательно, вероятность разрушения хвостовика лопатки либо замковой части диска достаточно мала.
Разработан чертеж турбины на листе формата А1.
Технологическая часть была посвящена разработке типового технологического процесса производства детали типа коническая шестерня. Процесс разработки включает в себя несколько этапов:
анализ чертежа детали (выбор материала, выбор метода получения заготовки);
-определение точности размеров заготовки;
-расчет количества ступеней обработки основных поверхностей;
-расчет припусков на диаметральные и торцевые поверхности;
В итоге технологической части данного проекта мы получили изображение на листе формата А1 - технологического процесса производства авиационной детали - коническая шестерня, и на листе формата А3 - заготовки для производства конической шестерни.
Экономическая часть была посвящена такому аспекту, как экономичность эксплуатации в сравнении с прототипом данного двигателя. Можно сделать вывод, что за счет увеличения параметров двигателя удельный расход топлива увеличился, но в то же время значительно повысилась удельная тяга. Это ведет к более прибыль?/p>